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本发明公开了一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法,包括在机身整流罩上布设测量设备、机身整流罩支持边界模拟;振动疲劳试验载荷谱编制;试验前检查;进行振动疲劳试验,并在试验过程中保证周期检查;试验终止后检查,确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。本发明提供了整流罩件振动疲劳试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程,针对直升机机身整流罩结构,根据其动力学特性及复杂振动载荷环境分布特性,通过基于固有频率、振型以及振动响应的多目标参数优化分析,完成支持边界设计;本发明方法能通过试验验证结构
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 112179595 A
(43)申请公布日 2021.01.05
(21)申请号 202011020414.2
(22)申请日 2020.09.25
(71)申请人 中国直升机设计研究所
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